Космические летательные аппараты: .искусственные спутники, системы искусственных спутников, межпланетные корабли – B64G 1/10

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его. Ёмкость устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс спутника по направлению, параллельному указанной продольной оси спутника, при этом центральную ось емкости, параллельную продольной оси спутника, располагают с минимально возможным отклонением от нее, одновременно обеспечивая, чтобы вторая центральная ось емкости, перпендикулярная ей, была параллельна оси аппарата, направленной по направлению полета спутника по орбите. Три отверстия для отвода паров установленной на борту ёмкости через электроклапаны соединяют с редуктором. Изобретение позволяет снизить массу и энергопотребление КА. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, устройства дистанционного захвата КМ. Устройство дистанционного захвата КМ содержит космический гарпун с оперением, пороховым двигателем, тросом и кожухом, контейнер со съемной крышкой, стакан, 2-мостиковый пиропатрон, барабан с электроприводом. Изобретение позволяет дистанционно захватить КМ и изменить траекторию движения КМ независимо от геометрической формы и габаритного размера КМ. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в спутниковых системах связи и наблюдения. Спутниковая система связи и наблюдения содержит от 1 до 7 спутников с аппаратурой связи и наблюдения. Спутники размещены на эллиптических орбитах с критическим наклонением и апогеем орбиты в полушарии с областью наблюдения с орбитальным периодом, зависящим от длительности солнечных суток и количества спутников в системе. Изобретение позволяет уменьшить количество спутников для периодического обзора географических областей в заданное местное время. 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах искусственных спутников (СИС). СИС содержит минимум два искусственных спутника панельного типа (ИСПТ), соединенных в многофункциональную сеть (МС). ИСПТ содержит необходимое оборудование, устройства для обработки и обмена данных, оборудование для управления батареей для создания линии батарейного питания в МС, множество элементов для дублирования функций МС, тепловой трубы для обеспечения термической энергии в МС. Изобретение позволяет повысить надежность работы СИС, производительность ИСПТ. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к космической энергетике и могут быть использованы для передачи электроэнергии в форме лазерного излучения на поверхность Земли, а также - для проведения высокоточных измерений в космосе, передачи информации и др. Солнечная космическая электростанция включает в себя базовый модуль (1), зеркальную систему (2), сумматор лазерного излучения (3), направленный на зеркальную систему (2), и фотопреобразующие панели (4) снаружи базового модуля (1). Каждая панель (4) выполнена из панелей двух видов: фотоэлектрических панелей (5) и автономных фоюизлучающих панелей (6). Последние соединены в цепочку с возможностью самораскрытия и выстраивания при раскрытии плоской замкнутой зигзагообразной фигуры. Панели (5) смонтированы в начале цепочки панелей (5, 6), причем первая из них соединена с базовым модулем (1). В этом модуле имеются системы: управления (8), охлаждения (11) и питания (12). Каждая панель (5) электрически соединена с системой питания (12). Каждая автономная панель (6) выполнена в виде каркаса, в торцевой части которого установлены линзы Френеля с соосно расположенными под ними фотопреобразователями (не показаны). В нижней части указанного каркаса, на его основании, расположены накопители энергии, блок управления панели (6) и волоконные лазеры с блоками накачки и сумматором лазерного излучения. Фотопреобразователи панели (6) электрически соединены через накопители энергии с блоками накачки и управления. Сумматоры каждой автономной панели (6) соединены с указанным сумматором оптоволоконным кабелем (30). Технический результат изобретений состоит в повышении эффективности, надежности и долговечности работы солнечной электростанции, а также в расширении функциональных возможностей фотоизлучающих панелей и области их применения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к средствам получения и распространения спутниковых изображений земной поверхности. Система включает в себя космический сегмент получения изображений (1), наземный сегмент обработки и распространения изображений (3) и сегмент связи (2). Космический сегмент (1) состоит из спутников (4), наземный сегмент (3) содержит устройства обработки и распространения изображений (5), а сегмент связи (2) обеспечивает передачу изображений с сегмента (1) на сегмент (3). Каждый спутник (4) снабжен хотя бы одним устройством для получения изображений, имеющим фиксированное нацеливание в сторону Земли и обладающим пространственным разрешением порядка одного метра. Устройства (5) соединены линиями связи (8) с непосредственно примыкающими к ним аналогичными устройствами (5), получающими изображения смежных районов земной поверхности. В результате перекрытия этих изображений получают картину заданной части (или всей) земной поверхности. Каждое устройство обработки и распространения изображений (5) включает в себя модуль обработки полученных изображений, средства хранения обработанных изображений и средства соединения с цифровой сетью (пользователями). Техническим результатом изобретения является создание системы со спутниками упрощенной конструкции и несложными операциями, с децентрализованной сетью распространения изображений, не требующей специального обслуживания и доступной для клиентов через средства массовой информации. 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системам космических объектов (КО) с передачей между ними энергии и импульса посредством лазерного излучения и может быть использовано для КО, на борту которых создаются условия микрогравитации на уровне ~10^-7 10^-8 ускорения на поверхности Земли. Система включает в себя космическую энергетическую станцию (КЭС) (1) с солнечными батареями (2) и четырьмя лазерными источниками излучения (4), а также КО (7) с приемно-преобразующим блоком (11, 12, 13), оптически связанным с этими источниками. Для ориентации, стабилизации и поддержания КЭС и КО на околоземной орбите предусмотрены двигатели (3, 9) малой тяги. Приемно-преобразующий блок имеет две пары приемных плоскостей (12, 13), симметрично расположенных относительно продольной оси КО, проходящей через его центр масс. Одна пара плоскостей (13) отвечает за движение КО (7) по углу рыскания, а другая пара (12) - за движение КО (7) по углу тангажа. Плоскости не выходят за пределы миделя КО. Любой из источников (4) может менять мощность своего излучения или быть переориентирован на любую приемную плоскость (12, 13). Таким ообразом, лазерная передача энергии (напр., постоянной для питания двигателей малой тяги) между орбитальными объектами позволяет одновременно управлять ориентацией и стабилизацией КО (7). Кроме того, уменьшается влияние возмущений (например, аэродинамических) на чистоту широкого класса экспериментов в условиях микрогравитации. Техническим результатом изобретения является улучшение качества производимых материалов, расширение их перечня, увеличение продолжительности экспериментов при низком уровне микрогравитации, снижение расхода топлива при функционировании системы. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б. использовано при сопровождении одним КА другого КА на заданном расстоянии. Способ включает проведение траекторных измерений и коррекций, с минимизацией эксцентриситета орбиты и определением положения КА-субъекта в инерциальном пространстве. При этом системе навигации и управления движением придают комплект приемо-передающей радиоаппаратуры и оптический датчик углов «Полярная звезда - КА-субъект - КА-объект». Измеряют дальность до КА-объекта, определяя ее отклонения от средней величины на шагах измерений. По окончании каждого цикла шагов измерений выявляют динамику изменения указанных средних величин и определяют приращение оскулирующего периода обращения КА-субъекта по отношению к аналогичному периоду обращения КА-объекта. Определяют за оборот по орбите угол между плоскостями орбит КА-объекта и КА-субъекта, а также время пересечения плоскостей этих орбит КА по показаниям оптического датчика углов. При превышении указанного приращения периода обращения заранее заданной величины оперативно рассчитывают параметры подстроечной коррекции этого периода обращения. В расчетное время пересечения плоскостей орбит КА включают двигатель коррекции, отдавая приоритет двигателю коррекции орбитального наклонения. Техническим результатом изобретения является повышение точности сопровождения КА-объекта и уменьшение энергозатрат системы коррекции КА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в их массивы. Устройство для доставки полезного груза содержит полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями. В силовом корпусе последовательно размещены балласт со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, полезный груз, выполненные в головной части отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, в которой расположены упомянутые балласт и полезный груз. Балласт или часть балласта выполнены из материалов, способных под действием инерционных сил выдавливаться из полости через эти отверстия во внешнюю среду в качестве смазки. Головная часть, начиная с вершины, выполнена в виде чередующейся последовательности четырех усеченных конусов и трех цилиндров. Четвертый цилиндр прилегает большим основанием к цилиндрической хвостовой части. На цилиндрической хвостовой части, с отступом от основания четвертого конуса выполнены радиальные проточки, а следом за ними с отступом от края замыкающей радиальной проточки выполнены продольные проточки. Во всех проточках установлены алюминиевые накладки с выступом над образующей цилиндрической хвостовой части. Отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, выполнены на втором и третьем цилиндрах и на хвостовой цилиндрической части между основанием четвертого конуса и первой радиальной проточкой радиально с углом наклона в сторону хвостовой части, равным 30-45 градусов, к нормали образующих конусов и имеющих начало в кольцевых пазах размещенных на поверхностях цилиндров. Достигается увеличение глубины проникания космического аппарата в грунт небесных тел. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к способу размещения космического аппарата на геостационарной орбите в неэкваториальной плоскости и к устройству для его реализации. Способ заключается в том, что космический аппарат выводят в точку околоземного пространства с заданными географической широтой и высотой над поверхностью Земли так, что угловая скорость вращения космического аппарата совпадает с угловой скоростью вращения Земли, и поддерживают его движение в этой точке с помощью постоянно действующего двигателя с тягой, равной результирующей от силы притяжения Земли и центробежной силы, действующих на космический аппарат, и противоположной ей по направлению. Вектор силы тяги проходит через центр масс космического аппарата. Устройство для реализации способа размещения космического аппарата на геостационарной орбите выполнено в виде космического аппарата, содержащего систему управления, систему ориентации, блок полезной нагрузки, служебные системы. Устройство оснащено двигателем постоянного действия на качающемся подвесе, электрически связанным с системой контроля центра масс космического аппарата и с системой обеспечения антиколлинеарности вектора силы тяги двигателя постоянного действия вектору результирующей силы от силы притяжения Земли и центробежной силы, действующих на космический аппарат. Двигатель постоянного действия оснащен системой дросселирования силы тяги в диапазоне изменения значения этой результирующей силы. Достигается расширение зоны геостационарного размещения спутника. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к спутниковым системам для производства и исследования материалов с уникальными свойствами в условиях низкой микрогравитации. Система включает в себя технологический модуль (1) и энергетическую платформу (2), находящиеся на одной круговой орбите (3). Платформа имеет средства генерирования электроэнергии, например солнечные батареи (4), двигательную установку причаливания и ориентации, а также квантовый генератор, преобразующий электроэнергию в энергию лазерного луча (7). Луч (7) с определенным углом расходимости направлен на центр приемной плоскости приемно-преобразующего блока (не показан) модуля (1). Данный блок преобразует энергию лазерного луча (7) в электрическую для питания двигательной установки причаливания и ориентации модуля (1) и его технологических установок. Направление лазерного луча (7) совпадает с направлением вектора скорости (12) модуля (1) и проходит через центр масс данного модуля. Для обеспечения таких условий источник лазерного излучения (7) находится в плоскости орбиты (3) и отстоит от орбиты на некоторую высоту, находимую из простых геометрических соображений. Создаваемая лазерным лучом (7) малая тяга компенсирует силу аэродинамического сопротивления среды на высоте полета модуля (1). Тем самым снижается уровень микрогравитации на борту модуля в течение продолжительного срока. Технический результат изобретения состоит в улучшении качества и расширении перечня производимых материалов, а также в снижении расхода топлива и оптимизации конструктивных параметров системы. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается проектирования автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ). Космический аппарат содержит многоцелевую полезную нагрузку, негерметичный приборный контейнер параллелепипедной (призматической) формы со встроенными тепловыми трубами в сотопанели с установленными теплонагруженными приборами. Грани контейнера являются радиаторными. В негерметичном приборном контейнере установлены приборные модули с крестообразными силовыми сотопанелями и поперечными перегородками. Крестообразные сотопанели соединены между собой тепловыми трубами. Все сотопанели приборного контейнера соединены в единую тепловую сеть коллекторными тепловыми трубами, оснащенными в зоне каждой сотопанели электронагревателями с блоками управляющих датчиков температур. Крестообразные сотопанели и кронштейны двигательной установки соединены тепловыми трубами с коллекторными тепловыми трубами приборного контейнера. На внешние поверхности сотопанелей, содержащих встроенные тепловые трубы, нанесено терморегулирующее покрытие, остальная часть внешних поверхностей сотопанелей теплоизолирована. Приборный контейнер снабжен дополнительными регулируемыми радиационными теплообменниками с контурными тепловыми трубами, испарители которых соединены с коллекторными тепловыми трубами приборного контейнера через сотопанели со встроенными тепловыми трубами. Конденсаторы контурных тепловых труб размещены над теплоизолированными частями сотопанелей приборного контейнера. Достигается улучшенная термостабилизация приборов и оборудования с обеспечением равномерного поля температур в пределах каждой сотопанели и между сотопанелями приборного контейнера с одновременным повышением плотности компоновки приборного контейнера. 4 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам, в частности к микроспутникам для съемки поверхности Земли и передачи изображения. Корпус микроспутника выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда и состоит из силового каркаса с закрепленными в нем параллельно друг другу верхней и нижней торцевыми платами и двумя промежуточными платами. На оптико-электронной системе в районе соединения бленды с оптическим блоком выполнен установочный фланец с крепежными отверстиями, при помощи которого оптико-электронная система жестко закреплена на промежуточной плате. На этой же промежуточной плате жестко закреплены звездные датчики с выступанием за корпус. Верхняя торцевая плата расположена между установочным фланцем и торцом объектива оптико-электронной системы. В промежуточной плате, контактирующей с установочным фланцем, и в верхней торцевой плате выполнены вырезы под оптико-электронную систему. На торце оптической части оптико-электронной системы установлена светозащитная крышка с приводом ее открытия/закрытия. На верхней торцевой плате вокруг выступающей части оптико-электронной системы установлен силовой пояс, на котором расположены антенны и часть приборов оптико-электронной системы. На силовом каркасе в районах между торцевыми и промежуточными платами, а также между промежуточными платами установлены съемные панели с вырезами. Вырезы закрываются съемными крышками. Приборы служебной и целевой аппаратуры смонтированы на съемных панелях и съемных крышках. Достигается улучшение тактико-технических, технологических и эксплуатационных характеристик микроспутника. 16 ил.

Изобретение относится к конструкции и эксплуатации составных частей и оборудования космических аппаратов, в частности искусственных спутников Земли. Согласно первому варианту исполнения космическое зеркало содержит жесткий каркас и гибкую структуру в виде тонкой металлизированной пленки. Каркас имеет жесткую пластину (2) в его центре, от краев которой в радиальном направлении расходятся штанги (3) из легкого сплава. Каркас приклеен к центральной части (кромке центрального отверстия) пленочной основы. В сложенном виде эта основа расположена внутри пространства, образованного пластиной (2) и штангами (3), сложенными перпендикулярно пластине. По поверхности зеркала со стороны, обращенной к спутнику, расположены каналы в виде тонкостенных шлангов (6). Шланги выполнены из того же материала, что и пленка. Раскрытие зеркала производят, разворачивая штанги (3) в плоскость пластины (2) при помощи шарниров (4) с фиксаторами. В каналы (6) подают газ, в результате чего пленочная основа образует рабочую поверхность зеркала. В другом варианте космического зеркала пленочная основа выполнена с возможностью ее развертывания путем зарядки металлизированной пленки статическим электричеством. При подаче, например, отрицательного заряда на пленку электроны концентрируются по ее периметру, создавая натяжение, необходимое для образования рабочей поверхности зеркала. Технический результат изобретения состоит в создании космического зеркала относительно простой и недорогой конструкции, в обеспечении его надежного развертывания в космосе и непрерывного, плавного наведения на движущиеся объекты. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к составным частям и оборудованию космических аппаратов (КА). Способ включает определение интенсивности отказов, длительности функционирования КА, устранение выявленных дефектов и совершенствование КА и его бортовой аппаратуры. При этом диагностируют на борту КА входные и выходные электротехнические параметры оптико-электронной аппаратуры (ОЭА), определяют динамику их изменения и влияние этих изменений на обнаружительную способность ОЭА. Устанавливают причинно-следственную связь данных изменений со значениями указанных параметров ОЭА, на которые влияют такие внешние факторы как ионизирующие излучения, СВЧ и оптические электромагнитные излучения. Затем формируют в автоматическом режиме управляющие воздействия на электротехнические параметры ОЭА в цепях обратной связи между входами и выходами элементов и блоков ОЭА. Тем самым регулируют значения параметров до уровня, обеспечивающего компенсацию их изменения в процессе эксплуатации. Контроль процесса управления осуществляет программными средствами центр управления полетом КА. Воздействие внешних факторов может моделироваться электрическим потенциалом от источника электропитания. При этом элементы и блоки ОЭА могут подвергаться ускоренным испытаниям с длительностью, существенно меньшей времени воздействия внешних воздействующих факторов. Технический результат группы изобретений заключается в повышении эффективности КА в условиях длительного функционирования при воздействии неблагоприятных факторов космического пространства, а также в возможности проведения ускоренных испытаний ОЭА в широком диапазоне рабочих параметров. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области радиосвязи с применением геостационарных спутников-ретрансляторов (СР). Техническим результатом является обеспечение глобального обслуживания геостационарными СР низкоорбитальных космических аппаратов (НКА) в любой точке их возможного местонахождения на орбите. Указанный технический результат достигается тем, что орбитальное разнесение СР выбирают в пределах от 2[arcsin(R_З/R_ГСО)+arcsin(R _З/R_НКАмин)] до 2[arcsin(R_З/R _ГСО)+arcsin(R_З/R_НКАмин)], где R _З - радиус Земли с учетом высоты атмосферного слоя, R _ГСО - радиус геостационарной орбиты, R_НКАмин - минимальный радиус орбиты НКА. Связь НКА с СР осуществляют в пределах угла раскрыва ± =180°-arcsin[R_З/(R_З+Н_макс )], где Н_макс - максимальная высота полета НКА, ориентированного в направлении от центра Земли и отсчитываемого при всех значениях азимута относительно прямой линии, соединяющей центр Земли с точкой расположения НКА, при этом связь НКА со СР осуществляют в пределах угла раскрыва ± =180°-arcsin[R_З/(R_З+Н_макс )], где Н_макс - максимальная высота полета НКА, ориентированного в направлении от центра Земли и отсчитываемого при всех значениях азимута относительно прямой линии, соединяющей центр Земли с точкой расположения НКА. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к космическим платформам. Космическая платформа содержит несущий корпус, снабженный откидными модулями, связанными с несущим корпусом разъемными шарнирными узлами, поворотными солнечными батареями, установленными на несущем корпусе с помощью электроприводов, приборами служебных систем, размещенными внутри несущего корпуса, элементы крепления полезной нагрузки и узлы соединения несущего корпуса с системой отделения. Откидные модули снабжены механизмами поворота и узлами фиксации откидных модулей к несущему корпусу. Внутри откидных модулей размещены элементы крепления полезной нагрузки. На откидных модулях установлены дополнительные солнечные батареи. Достигается расширение функциональных возможностей и улучшение эксплуатационных характеристик космической платформы. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к информационным спутниковым системам. Система включает в себя оснащенные необходимой аппаратурой искусственные спутники на эллиптических орбитах с наклонением, близким к критическому (63,4°). Периоды обращения спутников близки к одним суткам, а перигеи их орбит расположены вне радиационных поясов Земли. Два спутника имеют одинаковые или близкие друг к другу наземные трассы с разнесенными относительно друг друга на 180° долготами восходящих узлов орбит (допустимое отклонение составляет =±5°). Точки орбиты с одинаковыми значениями истинных аномалий проходятся спутниками с временным сдвигом, равным половине периода обращения. Эксцентриситеты орбит (е 0,37) выбраны с учетом обеспечения минимальных углов возвышения спутников в зоне обслуживания и точности поддержания их наземных трасс. Возможные отклонения составляют: для эксцентриситета е=±0.05, для аргумента перигея =±10°. Технический результат изобретения состоит в создании экономичной системы спутниковой связи и наблюдения, с уменьшенными количеством спутников и затратами топлива на поддержание их орбит и трассы, при обеспечении полного покрытия зоны обслуживания. 7 ил.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА), преимущественно искусственных спутников планет с помощью реактивных двигателей коррекции. Согласно данному способу определяют требуемый угол отклонения вектора тяги двигателей от нормали к орбите в плоскости рысканья. Этот угол обеспечивает заданную точность исполнения коррекции периода обращения КА и требуемые изменения за коррекцию трансверсальной и ортогональной составляющих скорости КА. Задают отклонения направлений векторов тяги двигателей и рассчитывают длительности их работы по специальным формулам. Коррекцию проводят парой двигателей, установленных по разные стороны от нормали к орбите, для чего производят последовательно их включения на рассчитанные длительности работы. Техническим результатом изобретения является повышение точности отработки импульса коррекции периода обращения КА, снижение энергозатрат на управление движением КА относительно центра масс и устранение перерывов в использовании КА по целевому назначению.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для установки на ракету-носитель и отсоединения космического аппарата. Система отделения содержит разъединяемое удерживающее устройство с замками и пиросредством, установленное между несущей конструкцией и полезной нагрузкой, толкатели с подпружиненными штоками для отделения полезной нагрузки, установленные на несущей конструкции. В системе смонтирован бесконечный натянутый канат, огибающий блок-ролики, установленные по периферии несущей конструкции. Каждый из штоков толкателей кинематически связан с канатом посредством шарнирно закрепленного на корпусе толкателя двуплечего рычага, одно из плеч которого соединено с канатом, а другое - посредством шарнирного звена с подпружиненным штоком. Достигается повышение точности и надежности отсоединения космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к глобальным информационным космическим системам мониторинга Земли и околоземного пространства. Согласно изобретению для точного определения параметров орбиты и координат космического аппарата (КА), а также его ориентации используется информация астроаппаратуры и аппаратуры зондирования Земли. Данные зондирования помимо использования по прямому назначению подвергаются дополнительной обработке, выполняемой в отдельных кадрах изображения Земли. Это позволяет определить направление на центр Земли («построить местную вертикаль»), уточнить текущие координаты КА и его ориентацию. Координаты, полученные по совокупности кадров рабочего участка зондирования Земли на одном витке и на нескольких витках полета КА, обрабатываются совместно в целях определения параметров орбиты. Оценки параметров орбиты используются для навигационно-баллистических расчетов на борту КА до момента их обновления на следующем рабочем участке. При этом для решения задачи на борту КА не требуется обычно привлекаемой навигационной информации от наземных средств или от бортовой аппаратуры спутниковой навигации типа ГЛОНАСС. Не требуется также специальных средств определения ориентации осей КА относительно направления на центр (или горизонт) Земли типа инфракрасной вертикали. В модельных исследованиях показана возможность достижения высокой точности данных о текущей ориентации КА и определения его текущих координат на рабочем участке высокоэллиптической или геостационарной орбиты. Техническим результатом изобретения является решение задач ориентации и навигационно-баллистического обеспечения КА мониторинговой системы на геостационарных и высокоэллиптических орбитах, работающих в автоматическом режиме в условиях автономного беспилотного функционирования. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится преимущественно к малым космическим аппаратам (КА), запускаемым групповым и попутным способом. Платформа содержит модуль служебной аппаратуры в форме прямоугольного параллелепипеда, образованного торцевой платой (1) и четырьмя боковыми платами (2, 3, 4, 5). Внутри установлены две промежуточные платы (6, 7), делящие модуль на три отсека для служебной аппаратуры. Между платами (4, 7) установлены аккумуляторные батареи, а между платами (5, 6) - электронные приборы бортового комплекса управления, системы электропитания, ориентации и стабилизации. На боковой плате (5) смонтированы приборы системы ориентации и стабилизации (11) и антенны (12). На одной из плат служебного модуля, параллельной промежуточным платам, смонтированы узлы стыковки с системой отделения. Двигательная установка смонтирована между промежуточными платами (6, 7) в районе предполагаемого центра масс КА так, чтобы вектор тяги микродвигателя (19) был параллелен промежуточной плате и перпендикулярен торцевой плате (1). Двигательная установка имеет возможность перемещения в двух взаимно-перпендикулярных направлениях благодаря соответствующим регулировочным элементам (резьбовым стойкам с гайками, пазам и механизмам типа «винт-гайка»). Панели солнечных батарей (9, 10) смонтированы на выступающих за пределы модуля кронштейнах. Узлы установки модуля полезной нагрузки расположены на свободных торцах боковых плат модуля и выступающих кронштейнах. Причем приборы целевой аппаратуры полезной нагрузки располагаются в пространстве между солнечными батареями (9, 10) и свободной зоной модуля со стороны открытой его части. Для защиты приборов и двигательной установки предусмотрены съемные крышки (33, 34, 35). Двигательная установка снабжена заправочной муфтой (36). Техническим результатом изобретения является повышение плотности компоновки КА, снижение массы конструкции, улучшение технико-экономических и эксплуатационных характеристик. 7 ил.

Изобретения относятся к средствам и методам проведения на низкой околоземной орбите, преимущественно, длительных экспериментов в области производства материалов в условиях сверхглубокого вакуума. Космический аппарат (КА) содержит герметичный отсек и шлюзовую камеру с входным и выходным люками, манипулятор, установку молекулярно-лучевой эпитаксии (МЛЭ) и молекулярный защитный экран. Крышка выходного люка шлюзовой камеры выполнена отделяемой, защитный экран жестко прикреплен к этой крышке с внешней ее стороны и снабжен узлом крепления к концевому звену руки манипулятора. Установка МЛЭ соединена с указанной крышкой с внутренней ее стороны. КА снабжен устройством стыковки крышки выходного люка со шлюзовой камерой. Способ согласно изобретению включает выведение установки МЛЭ вместе с экраном из шлюзовой камеры, их удаление манипулятором от КА, ориентацию экрана в положение защиты установки МЛЭ от внешнего потока среды. После этого проводят исследования в области следа за экраном и возвращают установку МЛЭ в шлюзовую камеру. На этом этапе установка МЛЭ и экран закреплены на указанной крышке. При возврате установки МЛЭ в шлюзовую камеру с помощью указанного устройства стыковки корректируют угловые и линейные погрешности совмещения манипулятором осей крышки выходного люка и шлюзовой камеры. Осуществляют перехват указанной крышки у манипулятора и ее осевое перемещение до завершения стыковки с камерой при обеспечении необходимых усилий герметизации стыка. Перед началом экспериментов в следе за экраном последний может быть ориентирован так, чтобы обеспечить максимальную освещенность аппаратуры установки МЛЭ и экрана для их дегазации. Техническим результатом изобретений является повышение информативности и качества проводимых исследований по МЛЭ, а также уменьшение затрат на их проведение. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к спутниковым системам для осуществления задач связи и мониторинга, содержащим группировки космических аппаратов (КА), выведенных на разновысотные орбиты. Система предназначена для обслуживания обширного географического региона: территории суши с прилегающей к ней морской и океанской акваториями. Система содержит КА на высокоэллиптических орбитах (101-105), в том числе два КА (1, 2) для метеорологического и гелиогеофизического мониторинга и специализированные КА (3, 4, 5) связи, а также КА (6, 7) на низких орбитах (106, 107) для радиолокационного мониторинга. Система содержит наземный комплекс (29) управления КА, наземный комплекс (24) приема, обработки и распространения космических данных и наземный сегмент (25) связи. При этом предусмотрена возможность передачи информации от КА (1, 2) непосредственно на наземные комплексы (24, 29), а также - передачи данных компонентами наземного комплекса (24) и наземного сегмента (25) связи с использованием космических каналов ретрансляции через КА (1-5). Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функций системы в сочетании с ее упрощением при обслуживании, например, арктического и субарктического регионов России. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится преимущественно к телекоммуникационным спутникам с мощностью энергопотребления на уровне 1-2,5 кВт. Согласно изобретению космический аппарат (спутник) выполняют из двух модулей: полезной нагрузки и служебных систем. Приборы устанавливают на внутренних обшивках их радиаторов - сотовых панелей. В эти панели напротив области размещения приборов встроены испарительные зоны горизонтально расположенных прямых и Г-образных нерегулируемых тепловых труб. В этой области данные зоны присоединены своими полками к внутренней обшивке панелей. Зоны конденсации указанных труб размещают в областях панелей, свободных от приборов. Радиаторы размещают в плоскостях, перпендикулярных к осям, соответствующим северной и южной сторонам аппарата. При этом противоположно расположенные панели радиаторов размещают на заранее определенном минимально возможном, из условий установки приборов, расстоянии друг от друга. Более теплонапряженные приборы размещают в нижней области панелей, в которых применены Г-образные нерегулируемые тепловые трубы. Полки зон конденсации данных тепловых труб выполняют обращенными к наружным обшивкам и присоединяют к ним. Указанные зоны размещают в окраинных областях панелей, свободных от приборов. Технический результат изобретения состоит в снижении массы и достижении приемлемой конфигурации вышеуказанных спутников. 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в массивы Марса, Луны, астероидов и других планет и небесных тел Солнечной системы. Устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел (варианты) содержит полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями, в котором последовательно размещены балласт со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, и полезный груз. Длина цилиндрической хвостовой части составляет 8-15 ее диаметров, центр масс установлен на расстоянии 0,4-0,5 длины силового корпуса, начиная с вершины головной части. По первому варианту головная часть, начиная с вершины, выполнена в виде первого усеченного конуса или просто конуса, следующего за ним цилиндра и прилегающего большим основанием к цилиндрической хвостовой части другого усеченного конуса. По второму варианту в головной части выполнены отверстия, сообщающиеся с полостью силового корпуса, в которой расположены балласт и полезный груз, а балласт или часть балласта выполнены из материалов, способных под действием инерционных сил выдавливаться из полости через эти отверстия во внешнюю среду. Достигается большая глубина проникновения, уменьшение зоны, контактируемой со средой, обеспечение прямолинейности и предсказуемости траектории движения в среде и уменьшение коэффициента трения с контактируемой средой. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к технике мониторинга глобальных геофизических явлений и прогноза возникновения и развития стихийных природных и техногенных бедствий на Земле. Система содержит космический сегмент и наземный сегменты. Космический сегмент состоит из трех орбитальных группировок. В орбитальной группировке малых космических аппаратов (МКА), расположенных на геостационарной орбите, МКА, объединенные в две орбитальные группировки по три спутника на вершинах двух треугольных плоскостей, образуют созвездие из шести вершин. Для орбитальной группировке в составе 3-4-х МКА на солнечно-синхронных орбитах высотой 600-700 км предусмотрено равномерное расположение плоскостей орбит по долготе восходящего узла. В орбитальной группировке из 50-ти микроспутников (МККА) последние расположены в основном на солнечно-синхронных орбитах и частично на геостационарных орбитах. На МКА и МККА установлена высокочувствительная аппаратура с комплексом приборов измерения предвестников землетрясений и датчиков оперативного контроля и прогнозирования природных и техногенных катастроф. Система, обеспечивающая автоматизированный аэрокосмический мониторинг глобальных геофизических природных и техногенных катастроф, позволяет получить оперативный краткосрочный прогноз - предупреждение за дни и часы. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА), стабилизируемых вращением и находящихся на орбите искусственного спутника Земли ниже геостационарной. Предлагаемый способ заключается в том, что при приеме на КА сигнала передатчика аварийного объекта измеряют частоту Доплера этого сигнала беззапросным методом и находят положение КА в момент, когда эта частота равна нулю. В данный момент измеряют угол между осью приемной антенны КА и осью датчика горизонта и вычисляют координаты подспутниковой точки. Указанные измерения проводят два раза и по координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам определяют местоположение аварийного объекта на поверхности Земли. Для измерения частоты Доплера используют два канала обработки сигналов, в которых принимаемый сигнал преобразуют по частоте с использованием бортового задающего генератора. В первом канале обработки напряжение генератора сдвигают по фазе на 90°, выделяют напряжения разностной частоты, усиливают и ограничивают их по амплитуде и преобразуют в клиппированные напряжения прямоугольной формы. Такого рода напряжение первого канала преобразуют в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной. Соседние положительные клиппированные напряжения второго канала инвертируют по фазе на 180° и квантуют указанными короткими положительными импульсами первого канала. Из сравнения квантованных импульсов в цифровой форме определяют доплеровскую частоту. При нулевом ее значении, соответствующем прохождению КА точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения малых значений доплеровской частоты и фиксации ее нулевого значения. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании, например, телекоммуникационных спутников, на борту которых устанавливают емкости, заправленные двухфазными рабочими жидкостями. Предлагаемый способ включает установку на борту подобной емкости с требуемой постоянной зоной расположения жидкой фазы на поверхности стенки этой емкости. Продольная ось спутника Земли в рабочем состоянии постоянно направлена вдоль текущего радиуса-вектора орбиты центра масс. Указанную емкость устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс спутника по направлению, параллельному указанной продольной оси. При этом емкость располагают так, чтобы нормаль в точке поверхности ее стенки, расположенной напротив отверстия для отвода паров рабочего тела из емкости, была направлена в сторону центра масс спутника. Данная точка поверхности должна находиться на минимально возможном удалении от продольной оси спутника. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и уменьшение массы служебных систем спутника. 2 ил.

Предложенная система относится к космической технике и может быть использована на космических аппаратах, находящихся на орбите искусственного спутника Земли, кроме геостационарной, стабилизируемых вращением вдоль вертикальной оси, и на наземных приемных пунктах. Система содержит передатчик аварийного объекта, бортовую аппаратуру космического аппарата и наземную аппаратуру приемного пункта. Бортовая аппаратура космического аппарата включает в себя датчик горизонта, приемную антенну, устройство сравнения, приемник, измеритель частоты Доплера, блокинг-генератор, две схемы совпадения, два вентиля, генератор импульсов, счетчик импульсов, схему коммутации, магнитное запоминающее устройство, передатчик, передающую антенну, формирователь модулирующего кода, генератор высокой частоты и усилитель мощности. В состав наземной аппаратуры приемного пункта входят приемная антенна, усилитель высокой частоты, два смесителя, блок эталонных частот, удвоитель фазы, три узкополосных фильтра, делитель фазы на два, фазовый детектор, измеритель частоты Доплера, вычислительный блок и блок регистрации. За счет уточнения элементов орбиты космического аппарата при его прохождении над наземным приемным пунктом обеспечивается расширение функциональных возможностей системы. 5 ил.